一种航空发动机燃油泵低温试验系统及实验方法
技术领域
本发明涉及航空发动机试验技术领域，具体涉及一种航空发动机燃油泵低温试验系统及实验方法。
背景技术
飞机在高空飞行时，周围处在低温状态(11O00m高空温度约为-56℃)，低温对燃油系统和部件会产生有害影响。所以航空发动机燃油泵等部件在设计定型、批产等阶段均需要进行低温测试，以验证在极限低温情况下产品工作的可靠性。现在的低温试验系统往往是先将油箱中燃油制冷至所需温度，然后通过工业泵将油箱中的低温燃油送至待测试的燃油泵。但是因为试验系统中常用的工业泵、阀门等部件低温耐受能力有限，长期泵送低温介质会导致密封件损坏、寿命缩短等问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机燃油泵低温试验系统，通过改变低温试验流程和温度控制方案，避免试验设备所用工业泵、阀门等元部件在低温试验过程长时间耐受极限低温，可提高试验设备使用寿命、降低设备故障率，同时也确保对航空发动机燃油泵的低温试验本身不受影响。
一种航空发动机燃油泵低温试验系统，包括供油箱、供油泵、蓄能器、过滤器、换热器、导热油制冷控温机组、待测燃油泵和控制器，所述供油箱依次通过供油泵、蓄能器、过滤器和换热器与导热油制冷控温机组连接，所述导热油制冷控温机组再通过换热器与待测燃油泵连接，所述待测燃油泵直接与供油箱连接；
所述导热油制冷控温机组与换热器之间的导热油管路上设有自力式温度控制阀，所述供油箱上设有第二温度传感器，所述待测燃油泵的进口处设有第一温度传感器，所述待测燃油泵的短接管路上还设有第一电磁阀，且待测燃油泵的试验管路上设有第二电磁阀，所述第二温度传感器与控制器连接，且控制器还与第一电磁阀和第二电磁阀连接，所述第一温度传感器与自力式温度控制阀连接
优选的，所述换热器采用螺旋管式换热器。
优选的，所述导热油制冷控温机组采用复叠式压缩机制冷机组。
应用于一种航空发动机燃油泵低温试验系统的试验方法，包括下列步骤，
步骤一：提前设定温度，通过控制器设定一个控制温度T1，并为自力式温度控制阀设置一个控制温度T0，其中T1＝TO+20℃；
步骤二：判定准备阶段，开启导热油制冷控温机组向换热器供低温导热油，并在此过程中通过第二温度传感器实时监测供油箱中燃油介质的温度T2；
当T2＞T1时，控制器控制第一电磁阀打开并关闭第二电磁阀，燃油介质经过换热器再经由第一电磁阀走短接管路回到供油箱；
当T2≤T1时，控制器控制第二电磁阀打开并关闭第一电磁阀，燃油介质经过换热器再经由第二电磁阀走试验管路供给述待测燃油泵，进行正式实验；
步骤三：正式试验阶段，由供油箱供过来的燃油介质在换热器中与低温导热油进行换热，此过程中，第一温度传感器实时检测待测燃油泵的进口处的燃油介质温度；
当T3≥T0时，自力式温度控制阀开度变大，增加低温导热油进入换热器的流量；
当T3＜T0时，自力式温度控制阀开度变小，减少低温导热油进入换热器的流量。
优选的，所述温度T0为待测燃油泵的极限低温。
优选的，在判定准备阶段中，第一温度传感器也在实时检测待测燃油泵的进口处的燃油介质温度；
在正式试验阶段中，第二温度传感器实时监测供油箱中燃油介质的温度T2。
优选的，在进入正式试验阶段后，即使检测到T2＜T1，控制器依旧控制第二电磁阀打开，且控制第一电磁阀关闭；
在进入正式试验阶段后，若检测到T2＜T0，则中断实验。
本发明的优点在于：结构简单，使用灵活，通过改变低温试验流程和温度控制方案，避免试验设备所用工业泵、阀门等元部件在低温试验过程长时间耐受极限低温，可提高试验设备使用寿命、降低设备故障率，同时也确保对航空发动机燃油泵的低温试验本身不受影响。
附图说明
图1为本发明的系统原理图；
图2为本发明的方法流程图；
其中，1、供油箱，2、供油泵，3、蓄能器，4、过滤器,5、换热器，6、导热油管路，7、导热油制冷控温机组，8、自力式温度控制阀，9、第一温度传感器，10、第一电磁阀，11、第二电磁阀，12、待测燃油泵，13、试验管路，14、短接管路，15、控制器，16、第二温度传感器。
具体实施方式
为使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施方式，进一步阐述本发明。
如图1至图2所示，一种航空发动机燃油泵低温试验系统，包括供油箱1、供油泵2、蓄能器3、过滤器4、换热器5、导热油制冷控温机组7、待测燃油泵12和控制器15；所述供油箱1依次通过供油泵2、蓄能器3、过滤器4和换热器5与导热油制冷控温机组7连接，所述导热油制冷控温机组7再通过换热器5与待测燃油泵12连接，所述待测燃油泵12直接与供油箱1连接；
所述导热油制冷控温机组7与换热器5之间的导热油管路上设有自力式温度控制阀8,所述供油箱1上设有第二温度传感器16,所述待测燃油泵12的进口处设有第一温度传感器9，所述待测燃油泵12的短接管路14上还设有第一电磁阀10，且待测燃油泵12的试验管路13上设有第二电磁阀11，所述第二温度传感器16与控制器15连接，且控制器15还与第一电磁阀10和第二电磁阀11连接，所述第一温度传感器9与自力式温度控制阀8连接。通过改变低温试验流程和温度控制方案，避免试验设备所用工业泵、阀门等元部件在低温试验过程长时间耐受极限低温，可提高试验设备使用寿命、降低设备故障率，同时也确保对航空发动机燃油泵的低温试验本身不受影响。
所述换热器5采用螺旋管式换热器。螺旋管式换热器换热效率高、承压能力强，可适用于高压介质热交换，且螺旋管式换热器中介质停留时间长有利于控制换热器出口介质温度。
所述导热油制冷控温机组7采用复叠式压缩机制冷机组。可根据需要设定出口导热油的温度，导热油供至换热器后与燃油介质进行热交换，达到降温目的。
应用于一种航空发动机燃油泵低温试验系统的试验方法，包括下列步骤，
步骤一：提前设定温度，通过控制器15设定一个控制温度T1，并为自力式温度控制阀8设置一个控制温度T0，其中T1＝TO+20℃；
步骤二：判定准备阶段，开启导热油制冷控温机组7向换热器5供低温导热油，并在此过程中通过第二温度传感器16实时监测供油箱1中燃油介质的温度T2；
当T2＞T1时，控制器15控制第一电磁阀10打开并关闭第二电磁阀11，燃油介质经过换热器5再经由第一电磁阀10走短接管路14回到供油箱1；
当T2≤T1时，控制器15控制第二电磁阀11打开并关闭第一电磁阀10，燃油介质经过换热器5再经由第二电磁阀11走试验管路13供给述待测燃油泵12，进行正式实验；
步骤三：正式试验阶段，由供油箱1供过来的燃油介质在换热器5中与低温导热油进行换热，此过程中，第一温度传感器9实时检测待测燃油泵12的进口处的燃油介质温度T3；
当T3≥T0时，自力式温度控制阀8开度变大，增加低温导热油进入换热器5的流量；
当T3＜T0时，自力式温度控制阀8开度变小，减少低温导热油进入换热器5的流量。通过这种实验方法，系统中供油泵2、蓄能器3、过滤器4始终无需耐受极限低温T0，因此相对直接将供油箱1中燃油介质制冷至T0再开始试验更有利于延迟元器件使用寿命、降低故障率。
所述温度T0为待测燃油泵12的极限低温。
在判定准备阶段中，第一温度传感器9也在实时检测待测燃油泵12的进口处的燃油介质温度T3；
在正式试验阶段中，第二温度传感器16实时监测供油箱1中燃油介质的温度T2。
在进入正式试验阶段后，即使检测到T2＜T1，控制器15依旧控制第二电磁阀11打开，且控制第一电磁阀10关闭；
在进入正式试验阶段后，若检测到T2＜T0，则中断实验。
具体实施方式及原理：
在前期准备阶段，通过控制器15设定一个控制温度T1，开启导热油制冷控温机组7向换热器5供低温导热油，同时为自力式温度控制阀8设置控制温度T0(T0为待测燃油泵的极限低温)，T1值一般取比在极限低温T0高20℃左右。
前期准备阶段，通过第二温度传感器16检测供油箱1中燃油介质的温度T2，控制器15接收到来自第二温度传感器16的反馈信号后将温度T2与设定的控制温度T1进行比较，如果T2大于T1，则控制第一电磁阀10打开并控制第二电磁阀11关闭，此时燃油介质经过换热器5后再经由第一电磁阀10通过短接管路14回到供油箱1。
如此循环，即可通过换热器5将燃油介质的热量不断传递至低温导热油，从而让供油箱1中燃油介质温度不断降低。此过程，因为第一温度传感器9所测温度T3一直大于自力式温度控制阀8设置的控制温度T0，所以自力式温度控制阀8将开到最大并一直保持，供给换热器5的导热油流量也最大，有利于燃油介质快速降温、缩短试验准备时间。
当第二温度传感器16检测到供油箱1中燃油介质的温度T2达到控制器15设定的控制温度T1时，控制器15发出指令使得第一电磁阀10关闭且第二电磁阀11打开，燃油介质经过换热器5后再经由第二电磁阀11通过试验管路13供给待测试燃油泵12，系统转入正式试验阶段。
该阶段，由供油箱1供过来的燃油介质在换热器5中与低温导热油进行换热，温度进一步降低。此过程供给待测燃油泵12的燃油介质温度由自力式温度控制阀8控制，当第一温度传感器9检测到燃油介质温度高于或等于设定值T0时，自力式温度控制阀8开度变大，增加进入换热器5低温导热油的流量，以降低燃油介质的输出温度；当第一温度传感器9检测到介质温度低于设定值T0时，自力式温度控制阀8开度变小，减少低温导热油进入换热器5的流量，以提高燃油介质输出温度，从而使燃油介质温度被控制和保持在预定的温度范围内。
上述试验过程中，系统中供油泵2、蓄能器3、过滤器4始终无需耐受极限低温T0，因此相对直接将供油箱1中燃油介质制冷至T0再开始试验更有利于延迟元器件使用寿命、降低故障率。
基于上述，本发明结构简单，使用灵活，通过改变低温试验流程和温度控制方案，避免试验设备所用工业泵、阀门等元部件在低温试验过程长时间耐受极限低温，可提高试验设备使用寿命、降低设备故障率，同时也确保对航空发动机燃油泵的低温试验本身不受影响。
由技术常识可知，本发明可以通过其它的不脱离其精神实质或必要特征的实施方案来实现。因此，上述公开的实施方案，就各方面而言，都只是举例说明，并不是仅有的。所有在本发明范围内或在等同于本发明的范围内的改变均被本发明包含。
